ANALISA AERODINAMIKA AIRFOIL NACA 0012 DENGAN ANSYS FLUENT

(1)

ANALISA AERODINAMIKA AIRFOIL NACA 0012

DENGAN ANSYS FLUENT

M. Fajri Hidayat

Program Studi Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas 17 Agustus 1945 Jakarta Email : fajri17845@gmail.com

ABSTRACT

Performance analysis in airfoil is very important to get maximum lift. In this riset an airfoil design NACA 0012 a simetric airfoil test with ANSYS Fluent software with input velocity, viscositas and densitas of fluids so we can get velocity distribution and pressure distribution in span of airfoil. To get the maximum airfoil lift, gift angle of attack variation so can get maximum angle of attack to get maximum of lift. From velocity contour and pressure contour in ANSYS Fluent in Bottom and Up of airfoil span can get mean of velocity and pressure so can get lift coefficient and drag coefficient. This riset can get advantage in aerodynamics modelling in wing section and can get maximum performance in lift of plane and can develop creativity design of airfoil in NACA Standard.

Keywords: aerodynamics, airfoil, angle of attack, lift

ABSTRAK

Analisa performa aerodinamika suatu penampang airfoil sangatlah diperlukan untuk menerntukan gaya angkat maksimum yang terjadi serta gaya-gaya yang bekerja pada penampang airfoil seperti Gaya Drag dan Gaya Lift. Dalam penelitian ini suatu desain penampang airfoil seri NACA 0012 suatu airfoil simetris di test dengan menggunakan software ANSYS Fluent dengan input kecepatan, viskositas dan densitas fluida sehingga dapat diketahui sebaran kecepatan dan sebaran tekanan di sepanjang airfoil. Untuk mendapatkan performa yang maksimal dari airfoil ini, diberi variasi sudut serang yang berbeda-beda sehingga nantinya di dapatkan sudut serang maksimal untuk menghasilkan gaya angkat yang maksimal juga. Dari kontur kecepatan dan kontur tekanan yang terbaca di ANSYS Fluent sepanjang permukaan atas dan permukaan bawah airfoil diambil harga rata-ratanya dan kemudian di plot dalam grafik untuk menunjukkan besarnya gaya lift dan gaya drag yang terjadi serta dari distribusi kecepatan dan distribusi temperatur tersebut diperoleh harga koefisien drag dan koefisien lift. Penelitian ini diharapkan bisa bermanfaat di dunia aerodinamika khususnya yang berhubungan dengan sayap pesawat sehingga permodelan ini bisa memaksimalkan performa terbang suatu pesawat dan memungkinkan pengembangan desain sayap-sayap pesawat yang sesuai dengan pemilihan desain totalnya dengan standar-standar NACA.

Kata kunci: aerodinamika, airfoil,sudut serang, gaya angkat

PENDAHULUAN

Dalam dunia kedirgantaraan telah banyak penelitian dan riset mengenai sayap pesawat terbang baik itu dengan metode eksperimental dengan menggunakan model di dalam wind tunnel, metode perhitungan dan analisa dengan rumus dan persamaan aerodinamika yang ada dan akhir-akhir ini penelitian mengenai dunia aeromodeling mengutup pada metode komputerisasi dengan CFD (Computational Fluid Dynamics) baik itu menggunakan software-software terpakai misalnya CFDSof, Solid Work maupun dengan software yang lebih

khusus yaitu ANSYS Fluent.

Trend riset ke arah komputerisasi dengan CFD ini dikarenakan pesatnya perkembangan software-software program di bidang engineering khususnya mengenai dinamika fluida dan dikarenakan juga oleh para periset tidak mau dipusingkan dengan metode-metode perhitungan

Pemilihan design pesawat terbang sangat ditentukan oleh aplikasi di lapangan oleh karenanya dalam pemilihan design ini telah banyak standarisasi yang dilakukan salah satunya adalah dengan airfoil seri NACA. Dalam riset kali ini dipilih NACA seri 4 digit yaitu NACA 0012.

Adapun dalam riset ini bertujuan untuk mengetahui pengaruh perubahan

(2)

sudut serang (α) airfoil terhadap distribusi kecepatan dan distribusi tekanan begitu juga pengaruhnya terhadap koefisien lift (CL) dan koefisien drag (CD). Pengambilan

variasi sudut serang yang dipakai yaitu 0o, 3o_{, 6}o_{, 9}o_{, 12}o_{dan 15}o

Dengan tujuan yang lebih khusus lagi yaitu untuk mendapatkan gaya angkat maksimum (Lift) yang terjadi pada sudut serang tertentu (α).

TINJAUAN PUSTAKA

Mekanisme Pesawat Untuk Terbang

Ada beberapa macam gaya yang bekerja pada benda-benda yang terbang di udara. Gaya-gaya aerodinamika ini meliputi gaya angkat (lift), gaya dorong

(thrust), gaya berat (weight), dan gaya

hambat udara (drag).

Gambar 1. Gaya-gaya Yang Bekerja Pada Pesawat [1]

Supaya bisa terbang, kita perlu gaya yang bisa mengatasi gaya berat akibat tarikan gravitasi bumi. Gaya ke atas (lift) ini harus bisa melawan tarikan gravitasi bumi sehingga benda bisa terangkat dan mempertahankan posisinya di angkasa. Di sinilah tantangannya karena harus melawan gravitasi. Maka fisikawan seperti Isaac Newton, Bernoulli, dan Coanda. Ketiganya bekerja sama menjawab tantangan ini.

Hukum Newton III

Isaac Newton yang terkenal dengan

ketiga persamaan geraknya

menyumbangkan hukum III Newton

tentang Aksi-Reaksi. Benjamin Crowell dalam bukunya Newtonian Physics mengatakan bahwa “ketika objek A

memberikan sebuah gaya kepada objek B, maka objek B juga harus memberikan sebuah gaya kepada objek A. Dua gaya tersebut besarnya sama dan dalam arah yang berlawanan. Dan dapat dituliskan secara singkat dengan rumus seperti berikut ini FA on B = - FB on A”. Hukum inilah

yang kemudian diterapkan pada kajian tentang aerodinamika pada airfoil sayap pesawat terbang. Sayap pesawat merupakan bagian terpenting dalam menghasilkan lift. Aliran udara terjadi diatas dan dibawah sayap pesawat. Partikel-partikel udara menabrak bagian bawah sayap pesawat. Partikel-partikel yang menabrak ini lalu dipantulkan ke bawah (ke arah tanah). Udara yang menghujani tanah ini merupakan gaya aksi. Dan kemudian tanah yang menerima gaya aksi ini pasti langsung memberikan gaya reaksi yang besarnya sama dengan gaya aksi tetapi berlawanan arah.

Gambar 2. Arah Aliran Fluida Pada Airfoil [2]

Efek Coanda dan Hukum Bernoulli

Untuk bagian atas sayap, ada proses lain yang juga menghasilkan aksi. Dalam hal ini terjadi penerapan hukum Bernoulli dan efek Coanda. Menurut Coanda, udara yang melewati permukaan lengkung akan mengalir sepanjang permukaan itu (dikenal sebagai Efek Coanda). Ini dibuktikan ketika kita meletakkan lilin menyala di depan sebuah botol. Ketika lilin ditiup dari belakang botol, aneh ternyata lilin didepan botol itu akan mati. Menurut Coanda hal ini disebabkan karena udara yang kita tiup mengalir mengikuti permukaan lengkung botol lalu meniup api lilin hingga mati. Seperti inilah udara yang melewati bagian atas sayap ini mirip udara yang bergerak

(3)

sepanjang botol. Udara ini akan mengalir sepanjang permukaan atas sayap hingga mencapai ujung bawah sayap. Di ujung bawah sayap itu partikel-partikel udara bergerombol dan bertambah terus sampai akhirnya kelebihan berat dan berjatuhan dimana peristiwa ini disebut downwash. Siraman udara atau downwash ini juga merupakan komponen gaya aksi. Tanah yang menerima gaya aksi ini pasti langsung memberikan gaya reaksi yang besarnya sama dengan gaya aksi tetapi berlawanan arah. Karena gaya aksinya menuju tanah (ke arah bawah), berarti gaya reaksinya ke arah atas. Gaya reaksi ini memberikan gaya angkat (lift) yang bisa mengangkat pesawat dan mengalahkan gaya berat akibat tarikan gravitasi bumi. Sumber gaya angkat (lift) yang lain adalah perbedaan tekanan udara dipermukaan atas dan dipermukaan bawah sayap, dimana terjadi penerapan Hukum Bernoulli disini. Untuk aliran inkompresibel, dimana ρ = konstan, persamaan yang terjadi adalah :

𝑃1+ 1 2 𝜌𝑉12 = 𝑃2+ 1 2 𝜌𝑉22 Airfoil

Airfoil atau aerofoil adalah suatu

bentuk geometri yang apabila ditempatkan di suatu aliran fluida akan memproduksi gaya angkat (lift) lebih besar dari gaya hambat (drag). Pada airfoil terdapat bagian-bagian seperti berikut:

a) Leading Edge adalah bagian yang paling depan dari sebuah airfoil.

b) Trailing Edge adalah bagian yang paling belakang dari sebuah airfoil. c) Chamber line adalah garis yang

membagi sama besar antara permukaan atas dan permukaan bawah dari airfoil

mean chamber line.

d) Chord line adalah garis lurus yang menghubungkan leading edge dengan

trailing edge.

e) Chord (c) adalah jarak antara leading

edge dengan trailling edge.

f) Maksimum chamber adalah jarak maksimum antara mean chamber line dan chord line. Posisi maksimum

chamber diukur dari leading edge

dalam bentuk persentase chord.

g) Maksimum thickness adalah jarak maksimum antara permukaan atas dan permukaan bawah airfoil yang juga diukur tegak lurus terhadap chord line.

Gambar 3 Bagian-bagian Airfoil [3]

Airfoil NACA

NACA airfoil adalah bentuk airfoil sayap pesawat udara yang dikembangkan oleh National Advisory Committee for

Aeronautics (NACA). Sampai sekitar Perang Dunia II, airfoil yang banyak digunakan adalah hasil riset Gottingen. Selama periode ini banyak pengujuan

arifoil dilakukan diberbagai negara, namun

hasil riset NACA lah yang paling terkemuka. Pengujian yang dilakukan NACA lebih sistematik dengan membagi pengaruh efek kelengkungan dan distribusi ketebalan atau thickness serta pengujiannya dilakukan pada bilangan

Reynold yang lebih tinggi dibanding yang

lain.

Konstruksi Geometri Airfoil NACA

Airfoil yang saat ini umum digunakan sangat dipengaruhi oleh hasil penelitian yang dilakukan oleh NACA ini. Dan berikut adalah klasifikasi jenis-jenis

airfoil NACA : NACA Seri 4 Digit

Pada airfoil NACA seri empat, digit pertama menyatakan persen maksimum

chamber terhadap chord. Digit kedua

menyatakan persepuluh posisi maksimum

chamber pada chord dari leading edge.

Sedangkan dua digit terakhir menyatakan persen ketebalan airfoil terhadap chord.

(4)

Contoh: airfoil NACA 2412 memiliki maksimum chamber 0.02 terletak pada 0.4c dari leading edge dan memiliki ketebalan maksimum 12% chord atau 0.12c.

NACA Seri 5 Digit

Jika dibandingkan ketebalan

(thickness) dan chamber, seri ini memiliki

nilai CL maksimum 0.1 hingga 0.2 lebih

tinggi dibanding seri empat digit. Sistem penomoran seri lima digit ini berbeda dengan seri empat digit. Pada seri ini, digit pertama dikalikan 3/2 kemudian dibagi sepuluh memberikan nilai desain koefisien

lift. Setengah dari dua digit berikutnya

merupakan persen posisi maksimum

chamber terhadap chord. Dua digit terakhir

merupakan persen ketebalan/thickness terhadap chord. Contohnya, airfoil 23012 memiliki CL desain 0.3, posisi maksimum

chamber pada 15% chord dari leading edge dan ketebalan atau thickness sebesar

12% chord.

NACA Seri-1 (Seri 16)

Penamaan airfoil seri 1 ini menggunakan lima angka. Misalnya NACA 16-212. Digit pertama menunjukkan seri 1. Digit kedua menunjukkan persepuluh posisi tekanan minimum terhadap chord. Angka dibelakang tanda hubung : angka pertama merupakan persepuluh desain CL dan dua

angka terakhir menunjukkan persen maksimum thickness terhadap chord. Jadi NACA 16-212 artinya airfoil seri 1 dengan lokasi tekanan minimum di 0.6 chord dari

leading edge, dengan desain CL 0.2 dan

thickness maksimum 0.12. NACA Seri 6

Aturan penamaan seri 6 ini cukup membingungkan dibanding seri lain, diantaranya karena adanya banyak perbedaan variasi yang ada. Contoh yang umum digunakan misalnya NACA 641-212, a = 0.6. Angka 6 di digit pertama menunjukkan seri 6 dan menyataan famili ini didesain untuk aliran laminer yang lebih besar dibanding seri 4 digit maupun 5 digit. Angka 4 menunjukkan lokasi tekanan

minimum dalam persepuluh terhadap

chord (0.4 c). Subskrip 1 mengindikasikan

bah range drag minimum dicapai pada 0.1 diatas dan dibawah CL design yaitu 2

dilihat angka 2 setelah tanda hubung. Dua angka terakhir merupakan persen thickness terhadap chord, yaitu 12% atau 0.12. Sedangkan a= 0,6 mengindikasikan persen

chord airfoil dimana distribusi tekanannya

seragam, dalam contoh ini adalah 60 %

chord.

NACA Seri 7

Contohnya adalah NACA 747A315. Angka 7 menunjukkan seri. Angka 4 menunjukkan lokasi tekanan minimum di permukaan atas dalam persepuluh (yaitu 0.4c) dan angka 7 pada digit ketiga menunjukkan lokasi tekanan minimum di permukaan bawah airfoil dalam persepuluh (0.7c). A, sebuah huruf pada digit keempat, menunjukkan suatu format distribusi ketebalan dan mean line yang standardisasinya dari NACA seri awal. Angka 3 pada digit kelima menunjukkan CL

desain dalam persepuluh (yaitu 0.3) dan dua angka terakhir menunjukkan persen ketebalan maksimum terhadap chord, yaitu 15% atau 0.15.

NACA Seri 8

Airfiol NACA seri 8 didesain untuk

penerbangan dengan kecepatan

supercritical. Sistem penamaannya sama

dengan seri 7, hanya saja digit pertamanya adalah 8 yang menunjukkan serinya. Contohnya adalah NACA 835A216 adalah

airfoil NACA seri 8 dengan lokasi tekanan

minimum di permukaan atas ada pada 0.3c, lokasi tekanan minimum di permukaan bawah ada pada 0.5c, memiliki CL desain 2

dan ketebalan atau thickness maksimum 0.16c. 2.5 Sudut Serang (Angle of Attack) Sudut serang adalah sudut yang dibentuk oleh tali busur sebuah airfoil dan arah aliran udara yang melewatinya (relative

wind). Biasanya diberi tanda α (alpha).

Untuk airfoil simetris, besar lift yang dihasilkan akan nol bila sudut serang nol, sedang pada airfoil tidak simetris sekalipun

(5)

sudut serang nol tetapi gaya angkat telah timbul. Gaya angkat menjadi nol bila

airfoil tidak simetis membentuk sudut

negatif terhadap aliran udara. Sudut serang dimana gaya angkat sebesar nol ini disebut

zero angle lift.

Gambar 4. Angle of Attack Sebuah Airfoil [3]

METODOLOGI PENELITIAN Studi Kasus

Identifikasi Masalah Riset yang mengacu pada pengembangan teknologi

airfoil sebagai salah satu bagian yang

penting dalam dunia aerodinamika telah banyak dilakukan pada tahun–tahun belakangan ini. Hasil dari berbagai eksperimen telah banyak digunakan untuk mendesain airfoil dalam berbagai konfigurasi sayap yang sesuai dengan penggunaannya. Karakteristik airfoil

tergantung banyak hal, sehingga dapat dikatakan bah tap airfoil mempunyai penggunaan yang spesifik. Namun hal–hal yang seperti diatas sering diabaikan dalam dunia pesawat terbang model, hal itu disebabkan oleh para penggemar pesawat terbang model tidak ingin dipusingkan oleh perhitungan dan analisa-analisa tentang pesawat. Hal inilah yang mendasari penulis untuk menekankan penelitian ini pada analisa karakteristik aerodinamika airfoil NACA 0012 pada sayap pesawat terbang

dengan menggunakan software berbasis

Computional Fluid Dinamic (CFD). Variabel terikat

Dalam penelitian ini di tetapkan variable terikat yakni:

1. Dimensi dan geometri airfoil 2. Properties dari udara

3. Kecepatan pesawat

Variabel bebas

Variable bebas pada penelitian ini dibatasi pada penentuan sudut serang (angel of

attack) dari airfoil. Spesifikasi Data Airfoil

Berikut ini adalah data dari airfoil NACA 0012 yang digunakan sebagai objek penelitian :

Gambar 5. Penampang Airfoil NACA 0012 [2]

Spesifikasi Fluida

Spesifikasi fluida, dalam hal ini udara juga sangat diperlukan untuk analisis simulasi dalam penelitian ini, berikut ini adalah properties dari udara : - Suhu aktivitas penerbangan (siang hari) = 30,8 oC (sumber : BPS SUMUT).

Tabel 1. Viskositas Udara

T (oC) Viscositas (m2/s) 0 13,27 x 10-6 20 15,05 x 10-6 30,8 16,06 x 10-6 40 16,92 x 10-6 60 18,86 x 10-6 80 20,88 x 10-6 100 22,98 x 10-6

(6)

Tabel 2. Densitas Udara T (oC) ρ (Kg/m3) -25 1,423 -20 1,395 -15 1,368 -10 1,342 -5 1,316 0 1,293 5 1,269 10 1,247 15 1,225 20 1,204 25 1,184 30 1,164 30,8 1,161 35 1,146

Urutan Proses Analisis

Pengumpulan data awal Pada tahap ini dilakukan pengumpulan data tentang informasi yang berkaitan dengan airfoil NACA 0012 serta spesifikasi data yang dibutuhkan untuk dilakukan penelitian.

Studi Literatur

Penelitian ini harus berlandaskan pada azas azas teoritis yang diakui di dalam dunia keteknikan secara ilmiah sehingga dapat dijadikan rujukan penyelesaian penelitian ini. Studi literatur ini dilakukan dengan cara memperolehnya dari buku buku referensi, jurnal jurnal ilmiah, kumpulan symposium, diskusi personal, atau bahkan lewat media internet. Landasan teoritis ini menyangkut masalah dasar dasar mekanika fluida, dasar-dasar aerodinamika penerbangan, khususnya terhadap pembahasan yang berkaitan dengan airfoil.

Komputasi Data

Data data yang dibutuhkan selam proses pengerjaan di input kedalam proses komputasi data meliputi pemodelan bentuk geometri, simulasi awal untuk memilih jenis airfoil dan sudut serang, kemudian melakukan simulasi kedua dengan memvariasiakan sudut serang untuk

memperoleh daftar tabel distribusi tekanan dan kecepatan sehingga dapat dihubungkan antara angle of attack dengan pengaruh tekanan dan kecepatan fluida yang mengalir pada airfoil.

Pembahasan Hasil Komputasi Data

Pada tahapan ini akan dilakukan pembahasan terhadap masing-masing hasil simulasi dengan berbagai input variabel bebasnya untuk kemudian dibandingkan hasilnya sehingga didapat performansi yang maksimal yang terjadi pada sudut serang tertentu.

Penarikan Kesimpulan

Penarikan kesimpulan ini berdasarkan korelasi terhadap tujuan penelitian yang telah ditetapkan sebelumnya. Dengan demikian diharapkan tidak terjadi penyimpangan dari tujuan penelitian.

HASIL DAN PEMBAHASAN

Hasil dari simulasi dalam penelitian ini berupa kontur sebaran tekanan di sekeliling airfoil dan kontur sebaran kecepatan fluida yang mengalir di sekeliling airfoil. Dan juga dapat dilihat gaya-gaya yang terjadi pada airfoil sehingga dapat dihitung nilai CL dan CD

dari airfoil NACA 0012 yang diteliti tersebut.

Nilai Bilangan Reynold

𝑅𝑒 = 𝜌 𝑣𝐿 𝜇 𝜇 = 𝜗𝜌 𝜗 = 𝜇 𝜌 𝜗 = 𝑣𝑖𝑠𝑘𝑜𝑠𝑖𝑡𝑎𝑠 Dimana: ρ : densitas udara (1,161 kg/m3₎ V : kecepatan pesawat = 16 m/s L : chord (lebar sayap) = 0,18 m ϑ : viskositas = 16,06 x 10-6_m2_/s

(7)

𝑅𝑒 =𝑉𝐿 𝜗 𝑅𝑒 = 16 𝑚 𝑠 0,18 𝑚 16,06 𝑥 10−6_𝑚2_/𝑠 = 179327,52

Hasil Simulasi pada Sudut Serang 0o

Gambar 6. Kontur Sebaran Kecepatan Pada Sudut Serang 0o

Gambar 7 Kontur Sebaran Tekanan Pada Sudut Serang 0o

Gambar 8 Kontur Sebaran Kecepatan Pada Sudut Serang 3o

(8)

(9)

Tabulasi Nilai-nilai Hasil Simulasi

Tabel 3. Tabulasi nilai kecepatan dan tekanan rata-rata

Dari tabel diatas dapat dibuat menjadi sebuah grafik kecepatan rata-rata vs sudut serang seperti yang terlihat pada gambar dibawah ini:

Gambar 18. Grafik Kecepatan Rata-rata Terhadap Sudut Serang

Gambar 19. Grafik Tekanan Rata-rata Terhadap Sudut Serang

Tabel 4. Nilai-Nilai Lift dan Drag Sudut

Serang Lift (N) Drag (N)

0 6.215 0.761 3 16.815 1.009 6 26.577 1.682 9 30.348 3.964 12 33.551 4.533 15 31.191 3.769

Gambar 20. Grafik Lift dan Drag Tabel 5. Tabulasi nilai CL dan CD

Sudut Serang CL CD 0 0.095 0.012 3 0.256 0.015 6 0.405 0.026 9 0.463 0.06 12 0.512 0.069 15 0.476 0.057

Dan berikut ini adalah grafik lift

coefficient (CL) vs sudut serang (Angle of

Attack) dan grafik drag coefficient (CD)

terhadap sudut serang.

Gambar 21 Grafik CL dan CD Terhadap Sudut

Serang 0,000 2,000 4,000 6,000 8,000 10,000 12,000 14,000 16,000 0 3 6 9 12 15 Kec e p at an R at a -R at a (m /s ) Sudut Serang Atas Bawah 101100 101150 101200 101250 101300 101350 101400 101450 0 6 12 Te ka n an R at a -R at a (P a) Sudut Serang Atas Bawah 0 20 40 0 3 6 9 12 15 G aya (N ) Sudut Serang Lift Drag 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0 3 6 9 12 15 Ko ef is ie n Sudut Serang Lift Drag Sudut Serang Kecepatan

Rata-Rata Tekanan Rata-Rata Atas (m/s) Bawah (m/s) Atas (Pa) Bawah (Pa) 0 10.472 13.964 101352.5 101352.5 3 11.861 13.123 101337.4 101401 6 12.865 10.073 101262.2 101408.8 9 12.570 12.410 101241 101380.2 12 12.109 12.073 101252 101393 15 11.464 12.381 101232.5 101386.5

(10)

KESIMPULAN DAN SARAN Kesimpulan

1. Dari hasil simulasi, untuk penggunaan

airfoil NACA 0012 pada sayap pesawat

terbang , untuk sudut serang 3o_{, 6}o_,

9o_,12o_{, dan 15}o_{, maka rata-rata tekanan}

fluida yang mengalir dipermukaan atas

airfoil lebih rendah bila dibandingkan

dengan rata-rata tekanan dipermukaan bawah airfoil, dan untuk sudut serang 0o rata-rata tekanan fluida yang mengalir dipermukaan atas airfoil sama dengan rata-rata tekanan dipermukaan bawah

airfoil.

2. Dari hasil simulasi, untuk penggunaan airfoil NACA 0012 pada sayap pesawat

terbang, untuk sudut serang 6o, 9o, dan 12o, maka rata-rata kecepatan fluida yang mengalir dipermukaan atas airfoil lebih tinggi bila dibandingkan dengan rata-rata kecepatan dipermukaan bawah

airfoil. Tetapi untuk sudut serang 0o_{, 3}o

dan 15o rata-rata kecepatan fluida yang mengalir dipermukaan atas airfoil lebih rendah bila dibandingkan dengan rata-rata kecepatan dipermukaan bawah

airfoil.

3. Dari hasil simulasi juga dapat dilihat bahwa dengan variasi sudut serang 0o_,

3o, 6o, 9o, 12o, dan 15o , maka semakin besar sudut serang yang diberikan, maka gaya angkat yang dihasilkan juga semakin besar sampai maksimum pada sudut serang 12o. Dan gaya angkat maksimum terjadi pada sudut serang 12o

yaitu sebesar 33,551 N.

Saran

1. Diharapkan untuk penelitian selanjutnya lebih bervariasi dalam hal parameter-parameter aerodinamika yang akan dikaji, dan lebih bervariasi juga dalam penentuan variabel bebas dari penelitian. 2. Diharapkan untuk orang-orang yang berkecimpung di dunia aeromodelling agar lebih memperhatian kajian-kajian seperti penelitian ini, agar kedepannya dalam hal pembuatan pesawat model dapat lebih efisien dan ekonomis.

3. Pemilihan design airfoil sesuai standar NACA juga bisa sebagai kreatifitas dalam variasi dan modifikasi airfoil sayap pesawat terbang sehingga dimungkinkan pengembangan model sayap pesawat yang lebih maksimal dan tepat dalam pemilihan designnya.

DAFTAR PUSTAKA

[1] Anderson, Jhon D., Jr., Fundamentals

of aerodinamics, McGraw-Hill Book

Company, Boston, 2001.

[2] Peube, J.L., Fundamentals of fluid

Mechanics and Transport Phenomena,

British Library, 2008.

[3] Lennon, Andy, RC Model Aircraft

Design, Air Age Media Inc., United

State of America, 2005.

[4] Munson, Bruce R., Mekanika Fluida, Edisi Keempat, Erlangga, Jakarta, 2004.

[5] Katz, Joseph, Introductory Fluid Mechanics, Cambridge University Press, United Stateof of America, 2010.